Após um adiamento de 24 horas devido às más condições meteorológicas, a empresa europeia Arianespace colocou em órbita com sucesso dois novos satélites de comunicações para uma empresa Australiana e para a agência espacial Indiana.
O lançamento da missão VA231 transportando os satélites NBN Co 1B (Sky Muster II) e GSat-18 teve lugar às 20:30:07UTC do dia 5 de Outubro e foi levada a cabo por um foguetão Ariane-5ECA a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa.
Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas e a separação do NBN Co 1B (Sky Muster II) tem lugar às 20:58:33UTC, enquanto que a separação do GSat-18 ocorre às 21:02:40UTC.
Sendo operado pela NBN Co Limited, o NBN Co 1B (ou Sky Muster II) foi desenhado pela Space Systems/Loral (SS/L) e é baseado na plataforma SSL-1300. O satélite está equipado com 202 repetidores de banda-Ka de alta potência e será utilizado para fornecer serviços de banda larga de alta velocidade a áreas remotas da Austrália, bem como às suas ilhas costeiras e territórios exteriores, incluindo a Ilha de Norfolk, Ilhas Cocos, Ilhas do Natal e a Ilha Macquarie no Antárctico. No lançamento a sua massa é de 6.405 kg e as suas dimensões em órbita são 8,5 x 3,0 x 3,5 metros. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais e a energia é fornecida por dois painéis solares capazes de proporcionar 16,6 kW no final da sua vida útil. O seu tempo de vida útil será de mais de 15 anos.
Desenvolvido pela ISRO, o GSat-18 é baseado na plataforma I-3K. Tendo uma massa de 3.404 kg no lançamento, o satélite transporta 24 repetidores de banda-C (dos quais 12 repetidores de banda-C melhorados) e 12 repetidores de banda-Ku (dos quais 2 faróis de banda-Ku). As suas dimensões são 3,1 x 1,7 x 2,0 metros. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais e está equipado com duas asas solares compostas por três painéis solares cada uma capazes de fornecer 5,6 kW de potência no final da sua vida útil. Com um tempo de vida de mais de 12 anos, o satélite será utilizado para serviços de televisão, telecomunicações, serviços Digital Satellite News Gathering (DSNG) e serviços VSAT.
O Ariane-5ECA
O super lançador europeu Ariane-5ECA é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros.
Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 
130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).
Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente.
O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.
O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane-5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.
O veículo L585 e a missão VA231
A missão VA231 foi o 88º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 5º em 2016, seguindo uma série de 69 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 32º Ariane-5ECA da fase de produção PB que foi assinado em Março de 2009 para garantir a continuidade dos serviços de lançamento após a finalização da fase de produção PA que foi constituída por 30 veículos. A fase de produção PB é composta por 35 Ariane-5ECA e cobre o período de 2010 a 2016. Consequentemente, o lançador L585 é o 62º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Airbus Defence and Space.
Na sua configuração de carga dupla e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace AG) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, o satélite NBN Co 1B (Sky Muster II) ocupa a posição superior, colocado sobre um adaptador ACU (desenvolvido pela RUAG Space). Por seu lado, o satélite GSat-18 ocupa a posição inferior no interior do adaptador Sylda. A carenagem estava protegida pelo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).
O lançador pode ser dividido em duas partes: o Sistema Composto Superior (SCS) e o Sistema Composto Inferior (SCI). O SCS é composto pela carenagem, pela estrutura de transporte de carga Sylda-5 e pelo conjunto formado pelo estágio superior criogénico ESC-A, pela secção de equipamento (VEB – Vehicle Equipment Bay) e por um Cone 3936. Por sua parte, o SCI incorpora o estágio criogénico principal EPC (H175) com o motor Vulcain-2 e dois propulsores laterais de combustível sólido EAP (P240).
Campanha e lançamento da missão VA231
O início da campanha para a missão VA231 teve lugar a 18 de Maio de 2016 com a realização de uma reunião entre todos os elementos intervenientes nos preparativos para o lançamento. Neste mesmo dia procedeu-se ao início dos trabalhos com o estágio EPC com a sua remoção do contentor de transporte. No dia 19, o EPC era colocado na plataforma móvel de lançamento e o primeiro dos dois propulsores laterais de propulsão sólida era transportado para o edifício de integração do lançador. A 20 de Maio, era a vez do segundo propulsor lateral de propulsão sólida ser transportado para o edifício de integração do lançador, procedendo-se à acoplagem dos dois propulsores no estágio EPC.
O satélite Indiano chegava ao CSG Kourou a 30 de Maio e após ser transferido para o edifício de preparação S5C, iniciavam-se os testes para verificar se não havia sofrido qualquer dano durante o transporte aéreo (1 de Junho). A 31 de Maio procedia-se ao posicionamento do estágio ESC-A com o VEB.
O satélite Sky Muster II chegava ao CSG Kourou a 30 de Agosto, sendo transferido para as instalações S5C onde seria submetido a testes no dia seguinte para verificar se não havia sofrido qualquer dano durante o transporte aéreo.
A 9 de Setembro, o GSat-18 era transferido para as instalações S5A e no dia 10 era a vez do Sky Muster II ser transferido para as instalações S5B. Entretanto, a 13 de Setembro, o lançador era transferido do edifício de integração BIL para o edifício de montagem final BAF.
Entre 13 e 16 de Setembro decorreram as operações de abastecimento do satélite GSat-18 nas instalações S5A, enquanto que as operações de abastecimento do satélite Sy Muster II decorreram entre 14 e 16 de Setembro nas instalações S5B. No dia 19 o Sky Muster II era colocado no seu adaptador de carga, acontecendo o mesmo com o GSat-18 no dia seguinte. Neste dia, o Sky Muster II era transferido para o BAF.
A 22 de Setembro, o Sky Muster II é integrado na carenagem de protecção e no dia seguinte o GSat-18 é transferido para o BAF, sendo integrado no lançador a 24 de Setembro. A 26 de Setembro, o GSat-18 e colocado no interior da carenagem de protecção e o sistema compósito com o Sky Muster II é integrado no lançador a 27 de Setembro. Entretanto, procede-se à inspecção final do motor HM-7B e à finalização da integração da carga no lançador, bem como a sua verificação.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 28 de Setembro e o veículo foi armado para a missão a 29 de Setembro. A Launch Readiness Review (LRV), onde se analisaram todos os preparativos para a missão bem como a prontidão de todos os sistemas para o lançamento, foi levada a cabo a 30 de Setembro. No dia 3 de Outubro, o lançador era transportado para a plataforma de lançamento ELA3.
A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 43m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento para os satélites. A T+10h 53m tem lugar a verificação dos sistemas eléctricos do lançador.
A contagem decrescente termina com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0-7 m. Em alguns casos, uma sequência pré-sincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada. A janela de lançamento para a missão VA231 decorria entre as 20:30UTC e as 21:54UTC do dia 5 de Outubro, tendo uma duração de 1 hora e 24 minutos.
A H0-7h 30m procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a H0-6h com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a H0-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
A pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando ocorre a H0-5h. A H0-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, sendo também feito em quatro fases: pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); condicionamento térmico durante 30 minutos das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a H0-30m e a sequência sincronizada iniciou-se a H0-7m. As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0-6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0-7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0-6s até H0-3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.
A H0-6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0-6m. A H0-4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0-3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0-3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0-3m e é comparado com o valor a H0 no solo.
O aquecimento eléctrico das baterias do EPC e da secção de equipamento do lançador dá-se a H0-2m 30s ao mesmo tempo que se procede à desactivação do sistema de aquecimento eléctrico do sistema de ignição do motor Vulcain-2. A H0-2m dá-se a abertura das membranas das válvulas do Vulcain-2 e a válvula do condicionamento térmico do motor é encerrada. A pré-deflexão da tubeira HM7B ocorre a H0-1m 50s e o fornecimento de energia eléctrica ao lançador é transferido para a fonte a bordo do lançador a H0-1m 5s. Nesta fase termina a pressurização dos tanques do estágio ESC-A a partir do solo e inicia-se a verificação da selagem das válvulas do estágio. O início do sistema de controlo automático da sequência de ignição tem lugar a H0-37s, ao mesmo tempo que são activados os gravadores de bordo e são armadas as linhas de segurança pirotécnicas. Segue-se a H0-30s a verificação da purga do circuito umbilical entre o solo e o lançador e são abertas as válvulas do estágio EPC. Os sistemas de controlo de atitude do estágio EPC são activados a H0-22s, dando-se nesta altura a autorização para a transferência para o controlo de bordo. O sistema de correcção do efeito POGO é activado a H0-16,5s e procede-se à ventilação da carenagem e da secção de equipamento do lançador. As válvulas do sistema de supressão de ondas de choque são abertas a H0-12s.
A sequência irreversível inicia-se a H0-6s com a activação e ignição do sistema AMEF para queimar o hidrogénio residual que se possa ter acumulado na plataforma de lançamento. São enviados os comandos para a retracção dos braços de abastecimento criogénico. O fusível de controlo de comunicação de informação é transferido para o lançador.
A sequência de ignição inicia-se a H0-3s com a verificação do estado do computador, transferência dos sistema de orientação inercial para o modo de voo, monitorização das pressões do oxigénio e do hidrogénio líquido, e activação das funções de controlo de navegação, orientação e atitude. A deflexão da tubeira HM7B é verificada a H0-2,5s e a H0-1,4s é encerrada a válvula de purga do motor. A H0-0,2s é verificada a recepção do sinal de ‘retracção dos braços criogénico’ enviado pelo computador de bordo.
Entre H0 e H0+6,65s dá-se a ignição do motor Vulcain-2 e a verificação da sua operação correcta (o tempo a H0+1s corresponde à abertura da válvula da câmara de hidrogénio). O final da verificação da operação motor principal ocorre a H0+6,9s e a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a H0+7,05s.
O lançamento da missão VA231 teve lugar às 20:30:07UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,70s termina o voo vertical e iniciava-se a manobra de inclinação (terminando a T+22,6s) e a T+17,05s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal (esta manobra terminava a T+32,05s). O lançador atinge a velocidade do som (Mach 1) a T+49,25s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 23s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 16s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+8m 15s e a T+8m 54s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC (com a exaustão do fornecimento de hidrogénio líquido), com a sua separação a ter lugar a T+9m 00s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 4s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 45s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 13s e pela estação de Malindi a T+22m 59s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 17s.
A separação do NBN Co 1B (Sky Muster II) ocorre a T+28m 26s (20:58:33UTC) e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+30m 47s (21:00:54UTC). A separação do GSat-18 ocorre a T+32m 33s (21:02:40UTC). A missão comercial VA231 termina a T+47m 53s, terminando oficialmente a T+1h 22m 6s.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5574
– Lançamento orbital com sucesso: 5221
– Lançamento orbital Arianespace: 250
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 244
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 262
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 250
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2016: 23,3% foram realizados pela Rússia; 26,7% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (50,0%), SpaceX (50,0%) e Orbital SC); 21,7% pela China; 13,3% pela Arianespace; 10,0% pela Índia, 1,7% pelo Japão, 1,7% pela Coreia do Norte e 1,7% por Israel.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
11 Out (?)* (??:??:??) – CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (Y11) – Jiuquan, LC43/921 – SZ-11 Shenzhou-11
14 Out (01:13:00) – Antares-230 – MARS Wallops Island, LP-0A – Cygnus OA-5 (CRS5) ‘SS Alan Poindexter’
19 Out (08:03:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (R15000-059) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz MS-02
?? Out (18:30:00) – Atlas-V/401 (AV-062) – Vandenberg AFB, SLC-3E – WorldView-4, RAVAN, U2U, Aerocube-8C (IMPACT-C). Aerocube-8D (IMPACT-D), Prometheus-2.1, Prometheus-2.2, CELTEE
01 Nov (06:20:00) – H-2A (F-31) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – Himawari-9
* Ou 17 de Outubro.